Способ повышения эффективности торможения самолета на пробеге и повышения безопасности при взлете и посадке и устройство для его реализации

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обеспечения безопасности летательных аппаратов при посадке и взлете. Способ повышения эффективности торможения самолета при пробеге и повышения безопасности при взлете и посадке заключается в том, что направляют реактивную струю вверх-вперед. При этом имеется возможность повернуть двигатель вверх на угол 45-90 градусов и быстро и эффективно управлять непосредственно подъемной силой самолета. Устройство для реализации указанного способа позволяет поворачивать двигатель относительно пилона, или вместе с пилоном относительно крыла, или по сечению пилона. Сокращается дистанция при пробеге на посадке, уменьшается скорость при взлете и посадке, повышается безопасность полетов. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к авиации.

Известны самолеты с двигателями, имеющими устройство реверса тяги, см., например, пат. России №2400398 или №2145387. Их недостатком является недостаточно эффективное торможение при пробеге после посадки.

Задача и технический результат изобретения - уменьшение пробега при посадке и повышение безопасности взлета и посадки.

СПОСОБ повышения эффективности торможения самолета на пробеге состоит в том, что с целью лучшего торможения после посадки данный самолет имеет устройство реверса двигателя (двигателей), направляющее реактивную струю вверх-вперед. При повороте струи не точно вперед, а с отклонением вверх, возникает дополнительная вертикальная составляющая вектора силы реверса, направленная вниз. Она сильнее прижимает самолет к земле и помогает эффективнее тормозить колесами. Может быть найдено оптимальное значение, при котором некоторое уменьшение составляющей силы реверса, направленной вперед, с избытком компенсируется повышенным трением шасси о землю.

ВАРИАНТ 1. УСТРОЙСТВО для реализации этого способа может представлять собой две или более поворотные створки, расположенные на двигателе сверху и снизу и отклоняющие поток из реактивного сопла в указанную сторону. См. фиг.1.

ВАРИАНТ 2. Если двигатель самолета имеет не одно общее сопло для первого и второго контуров, а имеет разные сопла, и реверс достигается поворотом лопаток компрессора второго контура, то предыдущий вариант мало пригоден. В этом случае имеет смысл поворачивать весь двигатель. То есть весь двигатель поворачивается относительно крыла вверх так, чтобы дующий вперед компрессор второго контура был направлен несколько вверх. Если двигатель расположен на пилоне, он может поворачиваться относительно пилона, или вместе с пилоном относительно крыла, или по сечению пилона. См. фиг.2. При этом не исключается и применение поворотных створок на сопле турбины первого контура.

И в том и в другом случае желательно, чтобы двигатели были расположены вблизи центра тяжести - на пилонах под или над крыльями. При расположении двигателей около хвоста (ЯК-40, ЯК-42, ИЛ-62, Ту-154, Су-27 и т.п.) излишняя вертикальная составляющая тяги может повалить самолет на хвост.

Второй вариант изобретения имеет дополнительное преимущество, которое в несколько раз ВАЖНЕЕ УПОМЯНУТОГО ПРЕИМУЩЕСТВА: это возможность в режиме взлета или посадки повернуть двигатель на большой (45-70 градусов) угол вверх и сравнительно быстро и эффективно управлять непосредственно подъемной силой самолета, сохраняя достаточную тягу вперед.

Например, если летчик видит, что при взлете не хватает полосы, и впереди торчит мачта радиомаяка, он может быстро поднять вектор тяги двигателей вверх на угол до 80 градусов. Это сразу приподнимет самолет от земли и он начнет набирать высоту, причем почти не увеличивая горизонтальной скорости, но и не теряя ее. Набрав безопасную высоту, летчик плавно уменьшит угол наклона двигателей и начнет набирать поступательную скорость, не теряя высоты.

Не лучше выглядит и положение летчика при промахе на подходе к ВПП. Допустим, летчик, несмотря на рекомендации диспетчера, садится в тумане и вдруг видит под собой вместо ВПП лес. Если он попытается увеличить тангаж, то самолет, итак летящий на пределе срыва потока, вместо набора высоты может окончательно потерять подъемную силу. Не спасет даже резкое увеличение тяги двигателей, так как горизонтальная скорость будет расти очень медленно. И так же медленно будет расти подъемная сила крыльев. А имея данную систему реверса, летчик резко увеличивает тягу и угол наклона двигателей (а садиться желательно, уже имея предварительно выставленный угол наклона двигателей около 30 градусов) до 70-90 градусов, и самолет сразу начинает набирать высоту. Причем, если летчик хочет, без набора горизонтальной скорости или даже с некоторым уменьшением ее.

То есть данное устройство реверса кроме сокращения пробега при посадке может еще уменьшить взлетную и посадочную скорость, а следовательно, и соответствующие дистанции взлета и посадки. В целом взлет и, особенно, посадка станут гораздо более безопасными.

На фиг.1 показано устройство реверса сопла двигателя 1 с помощью двух поворотных створок 2 (пунктиром показано положение створок при нормальной работе двигателя).

На фиг.2 показан самолет 3 с крылом 4, на котором на пилоне подвижно расположен двухконтурный двигатель 1 с раздельными соплами.

Работают устройства реверса так: при посадке струя газов отклоняется вверх. Вариант 2 при пробеге работает также, а при взлете и посадке летчик заранее направляет часть вектора тяги вверх, облегчая контроль за высотой полета. В крейсерском режиме двигатели устанавливаются с небольшим «углом атаки» вверх, так как в этом случае результирующая подъемная сила будет больше, чем при строго горизонтальном положении двигателей.

Рассмотрим пример, в котором определим, на какой угол нужно отклонить вектор реверса, чтобы обеспечить минимальную тормозную дистанцию, см. фиг.3, где: R - вектор силы реверса, F - горизонтальная составляющая этого вектора, Р - вертикальная составляющая этого вектора, Т - суммарная дополнительная тормозная сила, k - коэффициент трения колес шасси по ВПП, А - угол наклона вектора реверса (двигателя в режиме реверса).

Дополнительное тормозное усилие (кроме трения шасси от веса самолета) равно:

RCosA+RkSinA=Т

Чтобы определить экстремум, возьмем первую производную по А:

- RSinA+RkCosA=0

То, что производная равна нулю, означает что экстремум (максимум) есть, сокращая и перестанавливая, получаем:

К=SinA/CosA=tgA

Или иначе:

А=arctg k

Допустим, посадка происходит на мокрый асфальт с коэффициентом трения 0,4. Тогда угол А, он же есть arctg 0,4=21,8 градуса, при этом угле реверса тормозной пробег будет минимален.

1. Способ повышения эффективности торможения самолета на пробеге и повышения безопасности при взлете и посадке, отличающийся тем, что устройство направляет реактивную струю вверх-вперед для более эффективного торможения с помощью шасси.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в режиме взлета и посадки имеется возможность повернуть двигатель вверх на угол 45-90° и быстро и эффективно управлять непосредственно подъемной силой самолета, сохраняя достаточную тягу вперед.

3. Устройство для реализации способа по п.1, отличающееся тем, что двигатель поворачивается относительно пилона, или вместе с пилоном относительно крыла, или по сечению пилона.